research centers


Search results: Found 7

Listing 1 - 7 of 7
Sort by

Article
STUDYING OF FLAPS AND SLATS EFFECTS ON IMPROVING THE AERODYNAMIC FORCES OF THE WINGS
دراسة تأثير الشرائح واللوحات على تحسين قوى الديناميكية الھوائية للأجنحة

Author: Ali K. Al-Abadi علي خضر العبادي
Journal: Iraqi journal of mechanical and material engineering المجلة العراقية للهندسة الميكانيكية وهندسة المواد ISSN: 20761819 Year: 2011 Volume: 11 Issue: 1 Pages: 63-74
Publisher: Babylon University جامعة بابل

Loading...
Loading...
Abstract

ABSTRACT: A numerical method was used for calculation the pressure distribution and then finding aerodynamic forces to give an estimation for the high- lift systems effect on two-dimensional airfoil for an inviscid incompressible flow (panel method), the computational method investigated experimentally. The study focused on flap and slat effects on the aerodynamic forces at the wings as two of the important items of the high lift systems.Experimental study was made with suction type low-speed wind tunnel for an airfoil of (NACA 0015) supported with leading edge slat and trailing edge flap. The effective forces of lift and drag were measured by two components balance. Different angles of attack (-4, 0, 4, 8 & 12)o and different flap angles (0, 10, 20 & 30)o were chosen with and without slat, variable air velocities (8, 12, 16 & 20)m/s were applied. The computational results compared with experimentally measured data.

الخلاصةاء

Keywords

Flap --- High-Lift --- Airplane --- wings --- panel method


Article
Panel Method Caculations of Wing - Tail Interference Effects

Author: Maki H. Majeed
Journal: Journal of Engineering مجلة الهندسة ISSN: 17264073 25203339 Year: 2009 Volume: 15 Issue: 3 Pages: 4041-4056
Publisher: Baghdad University جامعة بغداد

Loading...
Loading...
Abstract

A low-order panel method was used to predict the flow characteristics between two sets of wings representing wing and tail. Constant source and doublet singularities with Drichlet boundary condition are used on the body surfaces. Distance and setting angle changes of the tail are studied to predict the air flow characteristics. Since the flow is incompressible non-viscous (potential flow), the results obtained contain a large physical evidence and may give a good design tool for aircraft stability consideration. A FORTRAN program was built to calculate the flow characteristics and then validated with published data. Highly acceptable results are obtained as compared with these data, so that; the program can be used for discussing the design or control parameters of such aerodynamical problems.

طريقة الالواح ذات الدرجة الواطئة استخدمت لتخمين خواص الجريان مابين جناحين يمثلان الجناح والذنب. استخدم مصدر وقطب مع تطبيق شرط دريشلت على سطح الجسم. تغيير البعد وزاوية التثبيت للذنب تمت درستها لتخمين خواص جريان الهواء. رغم ان الجريان لا انضغاطي وغير لزج (جريان كامن), فان النتائج المتحصلة منه كانت تحمل الكثير من الملاحظات الفيزيائية والتي من الممكن ان تكون اداة جيدة لدراسة استقرارية الطائرات. برنامج بلغة الفورتران تم بناءه لحساب خواص الجريان وتحقيق هذه النتائج مع بيانات منشورة. النتائج المتحصلة كانت مقبولة الى حد عالي مع هذه البيانات المنشورة, ولذلك فان البرنامج يمكن استعماله لمناقشة عوامل التصميم والسيطرة لمسائل الديناميكا الهوائية.


Article
AERODYNAMIC CHARACTERISTICS OF TWO DIFFERENT AIRFOILS USING PANEL METHOD

Author: Nabeel Mohammed Jasim
Journal: KUFA JOURNAL OF ENGINEERING مجلة الكوفة الهندسية ISSN: 25230018 Year: 2010 Volume: 2 Issue: 1 Pages: 17-38
Publisher: University of Kufa جامعة الكوفة

Loading...
Loading...
Abstract

In this paper, a numerical investigation to analysis the potential flow over 2D airfoil, is carried out. The governing equation for potential flow is Laplace's equation, a widely studied linear partial differential equation. One of Green's theorem can be used to write a solution to Laplace's equation in a two-dimensional domain subjected to the Neumann boundary condition using Panel method. A computer program is developed by implementing a specific model using doublet panels of constant strength to compute the flow over a member of two different airfoil shapes (NACA0020 & NACA4412). The results are presented in terms of streamlines to show the behavior of the fluid flow for several values of angle of attack ( ). Also, pressure distribution, lift coefficient, pitching moment, and drag coefficient are calculated for the airfoils. The results show that the pressure distribution, lift coefficient, pitching moment, and drag coefficient are a strong function of the airfoil's geometry and the angle of attack. Also the peak value of the lift coefficient for NACA4412 is observed to occur at angle of attack of (10o) and its value is equal to (1.82), while its value is equal to (0.9) for NACA0020 at the same value of angle of attack. The numerical results of lift coefficient have been confirmed by comparing it with experimental and other numerical results. Good agreement was obtained.

في هذا البحث تم إجراء دراسة عددية لتحليل الجريان ألجهدي (الجريان بالطاقة الكامنة) حول جنيح ثنائي البعد. إن المعادلة الحاكمة للجريان ألجهدي هي معادلة (لابلاس) و التي تعتبر من المعادلات التفاضلية الجزئية الخطية التي تدرس على نطاق واسع. و قد تم حل معادلة لابلاس حسب نظرية (كرين) في مجال ثنائي البعد يخضع لشروط (نيومان) الحدية و باستخدام طريقة اللوحة أو الأجزاء .تم إنشاء برنامج حاسوبي بالاعتماد على الموديل الرياضي المستخدم و حسب طريقة القيمة الثابتة لمعامل دوبلت لكل لوحة لغرض تحليل الجريان حول شكلين مختلفين من الجنيح (NACA0020 & NACA4412). تم تمثيل نتائج الدراسة بدلالة خطوط الانسياب لبيان سلوك الجريان و لقيم مختلفة من زاوية الجريان ( ). كذلك تم حساب و إيجاد توزيع الضغط, و معاملات الرفع , العزم و السحب للجنيح. لقد بينت النتائج بان توزيع الضغط, و معاملات الرفع , العزم و السحب هي دالة قوية لشكل الجنيح و زاوية الجريان. كذلك بينت النتائج أن القيمة القصوى لمعامل الرفع للجنيح (NACA4412) تحدث عند زاوية جريان (10o) وقيمته تساوي (1.82) ، في حين أن قيمته تساوي (0.9) للجنيح (NACA0020) عند القيمة نفسها لزاوية الجريان. لقد تم مقارنة النتائج العددية لقيم معامل الرفع لهذه الدراسة مع نتائج عملية و عددية لدراسات سابقة ووجد إن الحل العددي الحالي مقارب جدا لهذه الدراسات.


Article
Computational Method for Unsteady Motion of Two-Dimensional Airfoil

Author: Anmar H. Ali
Journal: Journal of Engineering مجلة الهندسة ISSN: 17264073 25203339 Year: 2008 Volume: 14 Issue: 4 Pages: 3136-3152
Publisher: Baghdad University جامعة بغداد

Loading...
Loading...
Abstract

A numerical method is developed for calculation of the wake geometry and aerodynamic forces on two-dimensional airfoil under going an arbitrary unsteady motion in an inviscid incompressible flow (panel method). The method is applied to sudden change in airfoil incidence angle and airfoil oscillations at high reduced frequency. The effect of non-linear wake on the unsteady aerodynamic properties and oscillatory amplitude on wake rollup and aerodynamic forces has been studied. The results of the present method shows good accuracy as compared with flat plate and for unsteady motion with heaving and pitching oscillation the present method also shows good trend with the experimental results taken from published data. The method shows good results for a wide range of unsteady motion of a two-dimensional airfoil.

تم تطوير طريقة عددية لحساب القوى الهوائية وشكل الاعقاب خلف مطيار ثنائي الابعاد واقع تحت تاثير حركة غير متوازنة لجريان غير لزج وغير قابل للانضغاط (طريقة البوابات). طبقت الطريقة على المطيار الذي يبدا بحركة فجائية وبزاوية هجوم معينة كذلك المطيار الذي يتحرك بتذبذب ذو قيمة اهتزازية عالية. ان تاثير التصرف اللاخطي للاعقاب على الخواص الهوائية وقيم العليا للحركة الاهتزازية وتاثيراتها على الالتفاف الحاصل بالاعقاب خلف المطيار والقوى الهوائية المتولدة حيث تمت دراستها. اوضحت الطريقة المستخدمة حاليا نتائج جيدة اذا ما قورنت مع الاسطح المستوية كذلك فان الحركة الاهتزازية الرفعية والانحنائية اظهرت تطابق جيد من حيث التصرف مع النتائج العملية المتحصلة من بحوث سابقة. ان الطريقة الحالية تظهر نتائج جيدة ولمديات واسعة في الحركة الغير مستقرة لمطيار ثنائي البعد.


Article
Prediction of Aerodynamic Coefficients of Missile using Panel Method

Authors: Wisam Mohsin Jabur --- Hussain Y. M. --- Kamil I. AL-Doulaimi
Journal: Journal of Engineering مجلة الهندسة ISSN: 17264073 25203339 Year: 2006 Volume: 12 Issue: 2 Pages: 389-404
Publisher: Baghdad University جامعة بغداد

Loading...
Loading...
Abstract

The low order panel method with Neumann boundary condition have been used to predict the normal force curve slope, the pitching moment curve slope, the center of pressure location and the aerodynamic load distribution for missile in compressible, steady flow. The wing-body-canard interference problem have been solved using two schemes (iterative method and internal singularity method) both are based on the panel method. The normal force curve slope, the pitching moment curve slope and the center of pressure location for a given missile has been predicted using the present numerical method and the DATCOM technique.

تم استخدام طريقة الأواح ذات الدرجة الواطئة مع الظروف المحيطة لنيومان وذلك للتنبا بميل المنحني للقوة العمودية ، عزم الطول، موقع مركز الضغط وتوزيع الأحمال الايروديناميكية لصاروخ في جريان انضغاطي مستقر، أن مشكلة تداخل الجناح مع الجسم ومع الزعنفة الجانبية تم حلها بواسطة طريقتين ( طريقة التكرار وطريقة الوحدة الداخلية ) والطريقتان اساسها طريقة الألواح . أن ميل منحي القوة العمودية ، عزم الطول ، وموقع مركز الغضط للصاروخ المعتمد تم التنبأ به باستخدام الطريقة العددية الحالية وتقنية DATCOM


Article
Aerodynamic Characteristics of a Rectangular Wing Using Non-Linear Vortex Ring Method
خصائص الديناميكا الهوائية لجناح مستطيل باستخدام طريقة الدوامة الحلقية غير الخطية

Author: Anmar Hamid Ali انمارحامد علي
Journal: Journal of Engineering مجلة الهندسة ISSN: 17264073 25203339 Year: 2017 Volume: 23 Issue: 4 Pages: 125-141
Publisher: Baghdad University جامعة بغداد

Loading...
Loading...
Abstract

The aerodynamic characteristics of general three-dimensional rectangular wings are considered using non-linear interaction between two-dimensional viscous-inviscid panel method and vortex ring method. The potential flow of a two-dimensional airfoil by the pioneering Hess & Smith method was used with viscous laminar, transition and turbulent boundary layer to solve flow about complex configuration of airfoils including stalling effect. Viterna method was used to extend the aerodynamic characteristics of the specified airfoil to high angles of attacks. A modified vortex ring method was used to find the circulation values along span wise direction of the wing and then interacted with sectional circulation obtained by Kutta-Joukowsky theorem of the airfoil. The method is simple and based mainly on iterative procedure to find the wings post stall aerodynamic results. Parametric investigation was considered to give the best performance and results for the rectangular wings. Wing of NACA 0012 cross sectional airfoil was studied and compared with published experimental data for different speeds and angle of attacks. Pressure, skin friction, lift, drag, and pitching moment coefficients are presented and compared good with experimental data. The present method shows simple, quick and accurate results for rectangular wings of different cross-section airfoils.

تمت دراسة الخصائص الايروديناميكية للاجنحة الثلاثية الابعاد المستطيلة الشكل باستخدام التاثير اللاخطي المتبادل بين طريقة الالواح لزج-غير لزج ثنائية البعد وطريقة الدوامة الحلقية .ان الجريان الكامن لجنيح ثنائي البعد بطريقة Hess و Smith البدائية قد استخدم مع الطبقة المتاخمة الطباقية ,الانتقالية والمضطربة لحل الجريان حول اشكال معقدة من الجنيحات متضمنا تاثير الانهواء فيها .طريقة فيترنا استخدمت لتمديد الخواص الايروديناميكية للجنيح الى زوايا هجوم عالية .طريقة الدوامة الحلقية المعدلة استخدمت لايجاد قيم التدوير على طول امتداد الجناح وايجاد تاثيرها مع التدورة المقطعي الماخوذة من نظرية Kutta-Joukowsky للجنيح. الطريقة بسيطة وتعتمد اساسا على عملية التاثير المتبادل لايجاد النتائج الايروديناميكية الاجنحة ما بعد الانهواء. تمت دراسة العوامل التي تعمل على اعطاء افضل اداء ونتائج للمسالة . الجناح ذو مقطع مطيار NACA 0012 تمت دراسته ومقارنته مع البيانات العملية المنشورة لمختلف السرع وزوايا الهجوم. معامل الضغط, الاحتكاك, الرفع, الممانعة, و عزم التارجح قد تم عرضها ومقارنتها جيدا مع البيانات العملية. ان الطريقة الحالية تظهر بساطة, سرعة ودقة النتائج للجناح المستطيل ولمختلف مقاطع الجنيحات.


Article
Life-Cycle Hypothesis in Asia:What Went Right
مدى أنطباق فرضية دورة الحياة في آسيا

Author: Marwan Abdul-Malik Thannoon مروان عبد المالك ذنون
Journal: TANMIAT AL-RAFIDAIN تنمية الرافدين ISSN: PISSN: 1609591X / EISSN: 2664276X Year: 2013 Volume: 35 Issue: 114 Pages: 33-47
Publisher: Mosul University جامعة الموصل

Loading...
Loading...
Abstract

This paper examines the Life Cycle Hypothesis in the light of the Asian experience during the period 1970-2009 using the dynamic panel analysis. Over this period, rates of private sector in these economies have risen steadily and are presently among the highest in the world. Several conclusions emerge clearly from the estimation results: private saving rates rises with the rate of growth of GDP and disposable income. Demographic factor (dependency ratio) is an important determinant of private saving rates, an increase in dependency ratio, will be offset by a decline in the proportion of those under the age of 15-65. Therefore, the net effect could be negative.

يتناول هذا البحث فرضية دورة الحياة في ضوء التجربة الاسيوية للفترة 1970-2009 وذلك باستخدام التحليل الحركي للبيانات المزدوجة. وخلال تلك الحقبة ، فان معدلات نمو القطاع الخاص تنامت بشكل ملحوظ وباتت واحدة من بين أعلى المعدلات في العالم. اظهرت نتائج التقديرات جماة من النتائج المهمة: ترافقت الزيادة في معدل الادخار الخاص مع معدلات النمو الاقتصادي، بينما مارس العامل الديمغرافي دوراً مهما في تحديد معدلات الادخار الخاص، حيث ادى تزايد نسبة الاعتمادية او الاعالة للسكان الذين تتراوح اعمارهم ما بين اقل من 15 سنه واكثر من 65 سنة الى تدهور واضمحلال معدلات الادخار الخاص.

Listing 1 - 7 of 7
Sort by
Narrow your search

Resource type

article (7)


Language

English (7)


Year
From To Submit

2017 (1)

2013 (1)

2011 (1)

2010 (1)

2009 (1)

More...